JP4065409B2 - Resolvable thrust vector control wing - Google Patents

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Abstract

A dissolvable jet vane (22/30) is a composite structure, having a support frame (38), a plug leading edge (40) connected to the forward edge (42) of the frame (38), and an insulation layer (44) on the side walls of the support frame (38). The dissolvable jet vane materials withstand the pressure and thermal loads associated with missile steering during the first few seconds of rocket boost until the missile attains sufficient speed to use conventional external aerodynamic control fins for steering control. Once control passes to the external fins, the jet vanes rapidly and uniformly dissolve in the exhaust stream. The dissolvable jet vane provides a lightweight, reliable means of removing steering jet vanes from the exhaust stream of a solid rocket motor nozzle.

Description

本発明はミサイル制御システム、特に発射中にミサイルを操縦するために使用されるミサイルの機尾に取付けられた推力ベクトル制御翼およびシステムと、このような制御翼を製造および使用する方法に関する。   The present invention relates to a missile control system, and more particularly to a thrust vector control wing and system attached to the aft of a missile used for maneuvering the missile during launch, and a method of making and using such a control wing.

本発明は米国防衛省により与えられた契約番号DASG60-98-C-0061において米国政府の支持下で行われる。米国政府は本発明においてある権利を有する。
航空機および幾つかの巡航ミサイルを含む攻撃ミサイルは例えばしばしば敵のレーダによる検出を避けるため低い高度で飛行する。このような状態では、船等のターゲットは向かってくる航空機またはミサイルにより与えられる脅威を識別して防衛ミサイルを撃つ等の対抗策を行うために数分間しかない。したがって防衛ミサイルを位置付けて攻撃ミサイルの効力を非常に迅速になくさせることが望まれている。
This invention is made with US Government support under contract number DASG60-98-C-0061 awarded by the US Department of Defense. The US government has certain rights in this invention.
Attack missiles, including aircraft and some cruise missiles, often fly at low altitudes, for example, to avoid detection by enemy radar. In such a situation, the target, such as a ship, has only a few minutes to identify the threat posed by the incoming aircraft or missile and take countermeasures such as shooting a defense missile. Therefore, it is desirable to position defense missiles so that attack missiles become effective very quickly.

地上のまたは船が搭載する防衛ミサイルは実質上垂直に向けられた円筒体(カニスタ)から通常発射される。ミサイルは通常、ミサイルの誘導のために外部の空気力学制御表面を含んでいる制御システムを操縦する。その空気力学制御表面またはフィンが任意の大きな機動力に対して影響できる前に、ミサイルは空気力学制御表面上に十分な空気を流れさせて空気力学制御を行うためにここでは空気力学制御速度と呼ぶある最小の速度に到達しなければならない。弾道発射軌道では、ミサイルは空気力学制御表面がミサイルをピッチオーバーさせ、向かってくるミサイルの脅威の探索を開始させる前に数千フィートの高度に到達する。結果として、弾道発射軌道は効率的ではなく、時間がかかり、最適なターゲット検出と追跡のためのミサイルセンサの視線能力を限定する。   Ground or ship-borne defense missiles are typically launched from a substantially vertically oriented cylinder (canister). Missiles typically maneuver control systems that include external aerodynamic control surfaces for missile guidance. Before the aerodynamic control surface or fins can affect any large mobility, the missile is here aerodynamic control speed and the aerodynamic control speed to allow sufficient air to flow over the aerodynamic control surface. You have to reach a certain minimum speed to call. In a ballistic launch trajectory, the missile reaches thousands of feet before the aerodynamic control surface pitches the missile and begins to search for the incoming missile threat. As a result, the ballistic launch trajectory is not efficient and time consuming, limiting the missile sensor's line-of-sight capability for optimal target detection and tracking.

多数のシステムが空気力学制御速度に到達する前にミサイルを操縦し向かってくる脅威を感知した後の応答時間を減少するために開発されている。しかしながら、現在の最新の装置は幾つかの使用で通常許容可能であるが、多くの応用では不適切であることが発見されている。例えばミサイルのフィンに取付けられている補助的な推進装置で形成されている取外し可能なジェットタブシステムは折り畳み型の制御表面とは両立しない。折り畳み制御表面は通常厳格な容積の制限を有する発射カニスタにミサイルが設置されるために必要である。取り外し可能なジェットタブシステムはミサイルの胴体に対して外部のジェットタブが占有する付加的な容積のために発射カニスタの断面積の増加を必要とする。   A number of systems have been developed to reduce response time after sensing threats that are maneuvering missiles before reaching aerodynamic control speed. However, current state-of-the-art devices are usually acceptable for some uses, but have been found to be inappropriate for many applications. For example, a removable jet tab system formed with an auxiliary propulsion device attached to a missile fin is incompatible with a foldable control surface. Folding control surfaces are necessary for missiles to be installed in launch canisters that usually have strict volume limitations. The removable jet tab system requires an increase in the cross-sectional area of the launch canister due to the additional volume occupied by the jet tab external to the missile fuselage.

既存のシステムは取外し可能ではないまたは除去可能なもののいずれかに分類されることができ、後者はしばしば冗長制御電子装置を具備している。取外し可能ではないシステムはミサイルの軌跡を通じてロケットの推力劣化により射程距離と性能を限定する。取外し可能な自己付勢機構は取外し可能ではないシステムよりも重く、本質的に複雑である。複雑性の増加により信頼性が減少し、重量の付加はミサイルの発射とターゲットまで飛行するためのロケット推進力をさらに必要とする。アクチブに取外し可能なシステムは花火用の付勢される射出機構と開放可能なパワー結合駆動を通常使用し、これは重量、複雑性、多数の操作の故障の危険性を招く。さらに、制御システムを射出する動作はミサイルをその目的とする軌跡から外す。   Existing systems can be classified as either non-removable or removable, the latter often having redundant control electronics. Non-removable systems limit range and performance due to rocket thrust degradation through missile trajectories. A removable self-biasing mechanism is heavier and more complex than a non-removable system. Increased complexity reduces reliability, and the addition of weight requires more missile launches and rocket thrust to fly to the target. Actively removable systems typically use fired fired firing mechanisms and releasable power-coupled drives, which incurs weight, complexity, and risk of numerous operational failures. Furthermore, the action of injecting the control system removes the missile from its intended trajectory.

従来のシステムの欠点を克服するために、制御の目的でロケットエンジンの排気噴流(プルーム)中に機構を配置するシステムが開発されており、発射のときに直ちに制御を行う。通常、その目的はミサイルをピッチオーバー(縦軸と発射中の先の飛行方向を横切る軸を中心にするミサイルの回転)することであり、ローリングはミサイル誘導システムの動作を通常妨害し、制御表面を排気噴流内に位置させることにより低速度において最小にされる問題である。   In order to overcome the shortcomings of conventional systems, systems have been developed that place mechanisms in the rocket engine exhaust plume for control purposes, with immediate control upon launch. Usually, the objective is to pitch over the missile (rotating the missile around an axis that intersects the longitudinal axis and the previous flight direction during launch), and rolling usually interferes with the operation of the missile guidance system and the control surface. This is a problem that is minimized at low speeds by positioning it in the exhaust jet.

ロケットエンジンの排気ガスの通路に置かれ、ある時間期間後に分離するいわゆる“腐食性”制御表面が開発されている。しかしながら、これらの通常よりも大きなピースの頻繁な分離は許容できない。したがって、発射および飛行中にミサイルから大きい部片の材料が排出されることを避けることが望ましい。   So-called “corrosive” control surfaces have been developed that are placed in the exhaust gas passages of rocket engines and separate after a period of time. However, frequent separation of these larger than normal pieces is unacceptable. Therefore, it is desirable to avoid discharging large pieces of material from missiles during launch and flight.

本発明は推力ベクトル制御ジェット翼と、ジェット翼制御システムと、このようなジェット翼を有するミサイルと、このようなジェット翼の製造方法を提供する。ジェット翼はミサイル発射において推進噴流を逸らすことによりビークルの操縦力を発生する空気力学表面を形成する。空気力学制御速度に到達し、ビークルの機体に対して外部の空気力学制御表面が命令の権限を有するとき、ジェット翼は推進噴流中で粒状の粒子に分解する。それ故、ロケットモータの推進効率または特別なインパルスは発射操作の実行に必要とされる以上には劣化せず、応答時間は減少され、ミサイルはターゲットまでの付勢された飛行の空気力学制御相中に、改良された運動性能を示す。   The present invention provides a thrust vector controlled jet wing, a jet wing control system, a missile having such a jet wing, and a method of manufacturing such a jet wing. Jet wings form an aerodynamic surface that generates vehicle maneuvering force by deflecting the propulsion jet during missile launch. When the aerodynamic control speed is reached and the aerodynamic control surface external to the vehicle body has command authority, the jet wing breaks down into granular particles in the propulsion jet. Therefore, the propulsion efficiency or special impulse of the rocket motor does not degrade more than needed to perform the launch operation, the response time is reduced, and the missile is in the aerodynamic control phase of the energized flight to the target. Inside, improved athletic performance is shown.

分解可能なジェット制御翼はミサイルの設計、構造および/または性能において多くの利点を提供する。例えば分解可能な制御翼はミサイルシステム全体に対する望ましい最小の非効率を決定するための多くは回りくどい実施手段を除去または最小にする。制御翼は時間ベースで適切に崩壊し、発射時に直ちにピッチ、ヨー、ローリングを制御するようにミサイルを操作するため分解可能な制御翼を提供する。ロケットモータ推進効率または特別なインパルスは発射の操作を実行するのに必要な以上には劣化されず、したがってミサイルはターゲットへの付勢された飛行相中に、改良された運動性能を示す。延長した距離における高い移動性のターゲットの迎撃はさらにピッチオーバー後の制御翼の分解可能な放棄によって強化される。花火付勢される射出機構による付勢がない推力翼の制御動作の容易さと、システムの簡潔さから得られるより大きな信頼性は価格と危険性を減少する付加的な利点である。   Decomposable jet control wings offer many advantages in missile design, structure and / or performance. For example, a decomposable control wing eliminates or minimizes many tedious implementations to determine the desired minimum inefficiency for the entire missile system. The control wing breaks down properly on a time basis and provides a releasable control wing for manipulating the missile to control pitch, yaw and rolling immediately upon launch. The rocket motor propulsion efficiency or special impulse is not degraded more than necessary to perform the launch operation, and thus the missile exhibits improved kinematic performance during the energized flight phase to the target. The interception of highly mobile targets at extended distances is further enhanced by the releasable abandonment of the control wing after pitch over. The ease of control of thrust blades without bias by the firework-biased injection mechanism and the greater reliability gained from the simplicity of the system are additional benefits that reduce cost and risk.

分解可能な制御翼は時間限定に基づいて異なる個々の機能を行うように設計されている多数の進歩した複雑な材料の使用により可能であり、既知の高温性能特性と環境の制限を利用することにより、組合わされた予めプログラムされた構造能力を実現するため共に一体化または積層される。結果として、本発明により製造された複雑な制御翼の故障は従来の“腐食”材料設計では予見できなかった方法で正確に制御されることができる。複雑な分解可能なジェット翼は推力ベクトル要求により低速度の表面発射応用のための高性能ミサイルを改装する廉価で処理可能な推力ベクトル制御方法も提供する。   Decomposable control wings are possible through the use of a number of advanced and complex materials designed to perform different individual functions based on time limitations and take advantage of known high temperature performance characteristics and environmental limitations Are integrated or laminated together to achieve a combined pre-programmed structural capability. As a result, the failure of complex control wings manufactured in accordance with the present invention can be accurately controlled in ways that could not be foreseen with conventional “corrosion” material designs. Complex resolvable jet wings also provide an inexpensive and processable thrust vector control method that retrofits high performance missiles for low speed surface launch applications due to thrust vector requirements.

分解可能なジェット翼は固体のロケットモータノズルの排気流から操縦ジェット翼を除去する軽量で信頼性のある手段を提供する。分解可能なジェット翼材料は、ミサイルの操縦制御のために通常の外部空気力学制御表面を使用して十分な速度を獲得するまで、ロケットのブーストの最初の数秒間、ミサイルの操縦に関連する圧力および熱的負荷に耐える。制御が外部のフィンに移されると、ジェット翼は排気流中で迅速に均一に分解される。   The decomposable jet wing provides a lightweight and reliable means of removing the steering jet wing from the exhaust stream of a solid rocket motor nozzle. The decomposable jet wing material uses the pressure associated with the missile maneuver for the first few seconds of the rocket boost until it acquires sufficient speed using a normal external aerodynamic control surface for missile maneuver control. And withstand thermal loads. When control is transferred to the external fins, the jet vanes are quickly and uniformly decomposed in the exhaust stream.

本発明の1特徴によると、分解可能な推力ベクトル制御翼はフレームと、フレームの少なくとも1部分上の熱保護層とを含んでいる。本発明の実施形態によれば、分解可能な制御翼はフレームの少なくとも前方エッジ上に腐食防止材料をさらに含んでいる。この腐食防止材料はフレームの前方エッジに取付けられた挿入部を形成し、その挿入部はカーボン−カーボン構造と、その構造上のセラミック、カーバイド、金属材料を含むグループから選択された表面被覆とを含んでおり、表面被覆は硼化ハフニウムセラミック、硼化ジルコニウムセラミック、炭化ハフニウム、炭化タンタルまたは金属レニウム耐火被覆を含むグループから選択された1以上の材料を含んでおり、表面被覆は通常約5千分の1インチ(0.127mm)の厚さよりも小さい厚さを有し、さらに挿入部はセラミックおよび酸化物ベースの酸素透過性および揮発性バリアから選択された1以上の材料を含んでおり、挿入部は通常フレームに接続されたTのテールを有するT型断面を有し、および/または挿入部は通常フレームに取付けられたU字形のオープンエンドを有するU型断面を有する。   According to one feature of the invention, the decomposable thrust vector control wing includes a frame and a thermal protection layer on at least a portion of the frame. According to an embodiment of the present invention, the dismantleable control wing further includes a corrosion protection material on at least the front edge of the frame. This anticorrosion material forms an insert attached to the front edge of the frame, which insert has a carbon-carbon structure and a surface coating selected from the group comprising ceramic, carbide, and metallic materials on the structure. And the surface coating comprises one or more materials selected from the group comprising hafnium boride ceramic, zirconium boride ceramic, hafnium carbide, tantalum carbide or metal rhenium refractory coating, and the surface coating is typically about 5,000. The insert has a thickness less than one inch (0.127 mm) thickness, and the insert includes one or more materials selected from ceramic and oxide-based oxygen permeable and volatile barriers; The insert usually has a T-shaped cross section with a T tail connected to the frame, and / or the insert is usually a frame Having a U-shaped cross section having an open end attached U-shaped.

本発明の1以上の実施形態によると、フレームはグラファイトで補強された有機物樹脂を含み、グラファイトで補強された有機物樹脂はPMR−15ベースのポリイミド、PTシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミド(Avimid)Nを含むグループから選択された1以上の樹脂を含んでいる炭素で補強された高温の有機物樹脂であり、熱保護層はアブレーション絶縁体を含んでおり、熱保護層は切断された水晶、炭素、シリカファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された1以上の材料を含んでおり、制御アセンブリはフレームに接続されている制御シャフトを含んでおり、制御シャフトは耐火性材料から形成され、および/またはフレームはほぼ平面であり、制御翼はフレーム面に通常垂直の平面に延在する一体化されたブラスト遮蔽体をさらに具備している。   According to one or more embodiments of the present invention, the frame includes an organic resin reinforced with graphite, the organic resin reinforced with graphite is a PMR-15 based polyimide, PT cyanate ester, bismarimide, phthalonitrile, A high temperature organic resin reinforced with carbon containing one or more resins selected from the group containing Avimid N, the thermal protection layer contains an ablation insulator, and the thermal protection layer is cut Including one or more materials selected from the group comprising phenolic resin reinforced with quartz, carbon and silica fibers, the control assembly includes a control shaft connected to the frame, the control shaft being fire resistant Formed from material and / or the frame is substantially planar and the control wings pass through the frame surface. And further comprising an integrated blast shield extending in a plane perpendicular.

さらに別の実施形態の分解可能な制御翼は翼の方向を制御するためにフレームに接続された制御アセンブリを含んでいる。
本発明の別の特徴によれば、排気噴流を発生するミサイルを推進するモータを具備したミサイル用の推進ベクトル制御システムは、分解可能な制御翼と、制御翼の方向を制御するための制御アセンブリとを含んでいる。このシステムはミサイルに取付け可能であり、それによって制御翼は排気噴流の通路内に位置される。
In yet another embodiment, the disassembleable control wing includes a control assembly connected to the frame to control the direction of the wing.
In accordance with another aspect of the present invention, a propulsion vector control system for a missile comprising a motor for propelling a missile that generates an exhaust jet includes a resolvable control wing and a control assembly for controlling the direction of the control wing. Including. The system can be attached to a missile so that the control vanes are located in the passage of the exhaust jet.

本発明の別の特徴によれば、ミサイルは排気噴流を発生するミサイルを推進するためのモータと、排気噴流の通路内に取付けられた分解可能な制御翼を含んでいる。
本発明のさらに別の特徴によれば、発射中にミサイルを操縦する方法は、可動の制御翼をミサイルの排気噴流の通路中に配置し、ミサイルを発射し、ミサイルを操縦するため翼を制御可能に動かすステップを含んでいる。ミサイルの発射ステップは排気噴流を排出するためにモータを点火し、予め定められた時間期間内に排気噴流内の翼を分解する。
According to another aspect of the present invention, the missile includes a motor for propelling the missile that generates the exhaust jet and a decomposable control vane mounted in the passage of the exhaust jet.
According to yet another aspect of the present invention, a method for maneuvering a missile during launch includes placing a movable control wing in the missile exhaust jet path, launching the missile, and controlling the wing to maneuver the missile. Includes moving steps as possible. The missile launch step ignites the motor to discharge the exhaust jet and disassembles the wings in the exhaust jet within a predetermined time period.

本発明の1以上の実施形態によれば、制御翼を動かすステップはピッチ、ヨー、ロールの制御を行うために制御翼を動かすことを含んでいる。
本発明のさらに別の特徴によれば、分解可能なミサイル制御翼を製造する方法は、グラファイトで補強された有機物樹脂でフレームを形成し、熱保護層をフレームに被覆することを含んでいる。
According to one or more embodiments of the present invention, the step of moving the control wing includes moving the control wing to provide pitch, yaw and roll control.
According to yet another aspect of the present invention, a method of manufacturing a degradable missile control blade includes forming a frame from an organic resin reinforced with graphite and coating the frame with a thermal protection layer.

本発明の1以上の実施形態によれば、フレームを形成するステップは、PMR−15ベースのポリイミド、PTシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミドNを含むグループから選択された耐高温性有機物樹脂を使用することを含んでおり、熱保護層を被覆するステップはアブレーション絶縁体をフレームに積層することを含んでおり、熱保護層を設けるステップは切り刻まれた水晶、炭素、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された1以上の材料を積層することを含んでおり、熱保護層を設けるステップは圧縮モールドを含んでおり、熱保護層を設けるステップは連続的なファイバで補強された積層体をフレームへラッピングすることを含んでおり、熱保護層を設けるステップは複数の穴をフレームへ穿孔し、熱保護層を付加的な接着剤で取付けするために穴へモールドすることにより熱保護層をフレームへ機械的にインターロックすることを含み、フレームを形成するステップは金属のシャフトをフレームへ取付けることを含んでおり、および/または熱保護層を形成するステップは少なくともシャフトの一部を覆って熱保護層を形成することを含んでいる。   According to one or more embodiments of the present invention, the step of forming the frame comprises high temperature resistance selected from the group comprising PMR-15 based polyimide, PT cyanate ester, bismarimide, phthalonitrile, abimide N. Using an organic resin, the step of coating the thermal protection layer includes laminating an ablation insulator to the frame, and the step of providing the thermal protection layer comprises chopped quartz, carbon, silica fiber Laminating one or more materials selected from the group comprising a phenolic resin reinforced with, wherein the step of providing a thermal protection layer includes a compression mold and the step of providing a thermal protection layer is continuous. Wrapping the fiber reinforced laminate to the frame and providing a thermal protection layer Forming a frame comprising mechanically interlocking the thermal protection layer to the frame by drilling a number of holes into the frame and molding into the hole to attach the thermal protection layer with additional adhesive. Includes attaching a metal shaft to the frame and / or forming a thermal protection layer includes forming a thermal protection layer over at least a portion of the shaft.

1以上の実施形態は、腐食防止材料をフレームの前方エッジに取付けるステップをさらに含んでおり、この腐食防止材料を取付けるステップはカーボン−カーボン挿入部を形成することを含み、カーボン−カーボン挿入部を形成するステップは、炭化シリコンと耐超高温セラミックを含むグループから選択された材料で強化されている硼化ジルコニウムセラミックと硼化ハフニウムセラミックを含んでいるグループから選択された材料から形成されている被覆を設けることを含んでおり、被覆を設けるステップは溶融されたスラリープロセスの使用を含んでおり、被覆を設けるステップは約5千分の1インチ(0.127mm)の厚さよりも通常小さい厚さである被覆を形成することを含んでおり、被覆を設けるステップは、移行結合層として粘着性の反応焼結材料を使用することを含んでおり、移行結合層を使用するステップは炭化ハフニウム、硼化ハフニウムを含んだグループから選択される材料を使用することを含んでおり、腐食防止材料を取付けるステップは、酸素透過性バリアおよび揮発性バリアを含んだグループから選択された被覆を設けることをさらに含んでおり、被覆を設けるステップはセラミックと酸化物ベースの被覆を含んだグループから選択された被覆を設けることを含んでおり、挿入部を形成するステップは炭化シリコンファイバで補強されている硼化ジルコニウムセラミックと硼化ハフニウムセラミックを含んでいるグループから選択された材料の使用を含んでおり、挿入部を形成するステップは耐超高温セラミックの使用を含んでおり、挿入部を形成するステップはフレームに接続されたTのテールを有するほぼT型断面を有する挿入部を形成することを含んでおり、および/または挿入部を形成するステップはフレームに取付けられたUのオープンエンドを有するほぼU型断面を有する挿入部を形成することを含んでいる。   One or more embodiments further include the step of attaching a corrosion protection material to the front edge of the frame, wherein the step of attaching the corrosion prevention material includes forming a carbon-carbon insert, the carbon-carbon insert being The forming step comprises a coating formed from a material selected from the group comprising a zirconium boride ceramic and a hafnium boride ceramic reinforced with a material selected from the group comprising silicon carbide and an ultra high temperature resistant ceramic. The step of providing a coating includes the use of a melted slurry process, and the step of providing a coating is typically less than about 1 / 5,000 inch (0.127 mm) thick. Forming a coating that is a step of providing a coating as a transitional tie layer. Including using an adhesive reactive sintered material, and the step of using a transitional bonding layer includes using a material selected from the group comprising hafnium carbide, hafnium boride, and corrosion protection The step of attaching the material further includes providing a coating selected from the group comprising an oxygen permeable barrier and a volatile barrier, wherein the step of providing a coating is selected from the group comprising a ceramic and oxide based coating. The step of forming the insert includes the use of a material selected from the group comprising a zirconium boride ceramic and a hafnium boride ceramic reinforced with silicon carbide fiber. And the step of forming the insert includes the use of ultra-high temperature resistant ceramic and forming the insert The step includes forming an insert having a substantially T-shaped cross section with a T tail connected to the frame, and / or forming the insert includes an open end of U attached to the frame. Forming an insert having a generally U-shaped cross section.

本発明のさらに別の特徴によれば、推力ベクトル制御翼は構造上の支持体を一時的に設けるためのフレームと、フレームを一時的に熱的に隔離するため少なくともフレームに与えられる熱保護積層と、粒子の衝突からフレームを一時的に遮蔽するためフレームの前縁に接続された腐食防止挿入部との組合わせを含んでいる。   According to yet another feature of the invention, the thrust vector control wing includes a frame for temporarily providing a structural support and a thermal protection laminate provided at least to the frame for temporarily thermally isolating the frame. And a combination of a corrosion prevention insert connected to the front edge of the frame to temporarily shield the frame from particle impact.

本発明の前述および他の特徴を以下十分に説明し、特に本発明のある例示的な実施形態を詳細に説明する特許請求の範囲、以下の説明、添付図面で指摘し、実施形態は本発明の原理が使用される種々の方法の1つを示したものである。
本発明は推力ベクトル制御ジェット翼、ジェット翼制御システム、このような制御翼(推力翼またはジェット翼とも呼ぶ)を備えたミサイルと、このような制御翼を製造する方法を提供する。制御翼はミサイル発射でロケット排気噴流を偏向することによりビークルの操作力を発生する制御表面を形成する。複合制御翼の製造方法は、アブレーション有機物合成材料および耐火性材料の両者を使用することを含んでいる。制御翼は(空気力学的制御速度と呼ばれる)十分な速度が得られ、機体外部の空気力学的制御表面が操作制御を行うとき、排気噴流内で粒子状または塵埃程度の寸法の粒子へ一定時間に破壊されるように設計されている。本発明により提供されるジェット翼制御システムはもとのミサイル設計に一体化されてもよく、またはキットの一部或いは改装としてミサイルに付加されてもよい。
The foregoing and other features of the present invention will be described more fully hereinafter, particularly pointed out in the claims, the following description and the accompanying drawings, in which certain exemplary embodiments of the invention are described in detail. 1 illustrates one of the various ways in which the principle is used.
The present invention provides a thrust vector controlled jet wing, a jet wing control system, a missile with such a control wing (also referred to as a thrust wing or jet wing), and a method of manufacturing such a control wing. The control wing forms a control surface that generates the operating force of the vehicle by deflecting the rocket exhaust jet with missile launch. The method of manufacturing a composite control wing includes using both an ablation organic composite material and a refractory material. The control wing is able to obtain sufficient speed (called aerodynamic control speed), and when the aerodynamic control surface outside the fuselage controls the operation, it takes a certain amount of time to particles of particle size or dust size in the exhaust jet. Designed to be destroyed by. The jet wing control system provided by the present invention may be integrated into the original missile design or added to the missile as part of a kit or as a retrofit.

1例のミサイル10が図1に示されている。ミサイルはロケットモータおよびミサイルペイロード(図示せず)を含んでいる機体または胴体12を有する。ミサイルが空気力学制御速度に到達すると、ミサイルは制御された飛行を行うように胴体から外方向に突出する翼またはフィン14により形成されている1以上の空気力学的制御表面も含んでいる。ロケットモータは通常ミサイルの後部または機尾部分16方向に位置されており、通路18に沿ってミサイルの後端部へ延在する(図1の右方向)排気噴流によって推力が与えられる。   An example missile 10 is shown in FIG. The missile has a fuselage or fuselage 12 containing a rocket motor and a missile payload (not shown). When the missile reaches the aerodynamic control speed, the missile also includes one or more aerodynamic control surfaces formed by wings or fins 14 projecting outward from the fuselage for controlled flight. The rocket motor is usually located in the direction of the rear or tail portion 16 of the missile and is thrust by an exhaust jet extending along the passage 18 to the rear end of the missile (right direction in FIG. 1).

ジェット翼制御システムはミサイルの後部方向、通常は(存在するならば)ノズルの膨張コーンの外部に取付けられ、それによってジェット制御翼は排気噴流に位置されている。図2および3で示されているように、ジェット翼制御システム20は排気噴流の通路18方向に内方向に突出する複数の制御翼22を含んでいる。制御システムは例えば排気噴流の通路を中心にして通常円筒形方向で等間隔に隔てられている3または4個の制御翼を有する。ジェット翼制御システムは、1以上のモータと、ベアリングと、排気噴流の通路に関して所望の姿勢に制御翼を制御可能に方向付けするための関連するギアとを通常含んだ制御アセンブリ24をさらに含んでいる。ブラスト遮蔽体26は排気噴流から制御アセンブリのコンポーネントを保護するために制御翼に近接して設けられている(図3で示されているように制御翼と一体化して形成されてもよい)。   The jet vane control system is mounted in the rearward direction of the missile, usually (if any) outside the nozzle expansion cone so that the jet vane is located in the exhaust jet. As shown in FIGS. 2 and 3, the jet vane control system 20 includes a plurality of control vanes 22 that project inwardly in the direction of the exhaust jet passageway 18. The control system has, for example, three or four control blades that are equally spaced apart in a generally cylindrical direction around the passage of the exhaust jet. The jet vane control system further includes a control assembly 24 that typically includes one or more motors, bearings, and associated gears for controllably orienting the control vanes to a desired attitude with respect to the exhaust jet passage. Yes. A blast shield 26 is provided proximate the control wing to protect the components of the control assembly from the exhaust jet (may be formed integrally with the control wing as shown in FIG. 3).

図2乃至4を参照すると、各制御翼22は排気噴流と相互動作する制御表面を形成するエアフォイル30と、エアフォイルを制御アセンブリ24へ接続する制御シャフト32とを含んでいる。この制御機能のためにシャフトは制御アセンブリの一部であると考えてもよい。制御アセンブリ(図2)と制御シャフトは共に排気噴流のエアフォイルの方向を制御する。制御シャフトは樹脂のトランスファーモールド製造技術と炭素ファイバプレフォームにより形成された合成樹脂シャフトである。耐食性スチール(CRES)またはチタニウム−ジルコニウム−モリブデン(TZM)またはその他の耐火材料のような十分な強度と耐温度特性を有するその他の材料はシャフトで使用されることができる。合成樹脂シャフトと比較して、耐火金属シャフトはシャフトが他の方法で遮蔽されないならば排気噴流が直接衝突してさらに大きい耐熱性を与える。ブラスト遮蔽体26は合成樹脂シャフトに必要であり、その他の場合に内部の制御アセンブリコンポーネントを保護することに必要とされないならば不必要な複雑性を導入する。   With reference to FIGS. 2-4, each control vane 22 includes an airfoil 30 that forms a control surface that interacts with the exhaust jet, and a control shaft 32 that connects the airfoil to the control assembly 24. For this control function, the shaft may be considered part of the control assembly. Both the control assembly (FIG. 2) and the control shaft control the direction of the airfoil of the exhaust jet. The control shaft is a synthetic resin shaft formed by a resin transfer mold manufacturing technique and a carbon fiber preform. Other materials with sufficient strength and temperature resistance properties such as corrosion resistant steel (CRES) or titanium-zirconium-molybdenum (TZM) or other refractory materials can be used in the shaft. Compared to synthetic resin shafts, refractory metal shafts provide greater heat resistance due to direct impingement of the exhaust jet if the shaft is not otherwise shielded. Blast shield 26 is required for plastic shafts and introduces unnecessary complexity if not otherwise required to protect internal control assembly components.

エアフォイル30はシャフト32の周囲に形成され、またはシャフトはエアフォイルの形成後に取付けられてもよい。例えば図4に示されているように、シャフトはエアフォイルのベース36へシャフトを取付けるための寸法を有するヨーク34を具備している。シャフトはエアフォイルに接着して取付けられるか、または例えばナットおよびボルトの組合わせ、リベットまたは捩子等の機械的な固定具によって機械的な取付け手段に固定することによりエアフォイルに接続されてもよい。   Airfoil 30 may be formed around shaft 32, or the shaft may be attached after formation of the airfoil. For example, as shown in FIG. 4, the shaft includes a yoke 34 having dimensions for mounting the shaft to the airfoil base 36. The shaft can be glued to the airfoil or connected to the airfoil by fixing it to a mechanical attachment means by means of a mechanical fixture such as a nut and bolt combination, rivet or screw, for example. Good.

制御翼22の例示的な実施形態は図5のA乃至Cおよび図6のA乃至Cで示されており、制御シャフト32とエアフォイル30とを含んでいる。複合エアフォイルはフレーム38と、フレームの前方エッジ42(ロケットモータ方向)に接続されている前縁挿入部40と、フレームに積層されている熱保護システム(TPS)44とを含んでいる。   An exemplary embodiment of the control vane 22 is shown in FIGS. 5A and 5C and 6A to 6C, and includes a control shaft 32 and an airfoil 30. FIG. The composite airfoil includes a frame 38, a leading edge insert 40 connected to the front edge 42 (rocket motor direction) of the frame, and a thermal protection system (TPS) 44 laminated to the frame.

エアフォイル30の複合フレームは排気噴流によって導入されたドラッグ、リフト、ヒンジモーメント負荷を制御シャフト32、制御アセンブリ24(図2)、ミサイル10の胴体12(図1)へ伝達する。フレームはエアフォイルの主要な負荷ベアリング構造として、カーボンで補強された高温の有機物樹脂のような高温の合成物で形成され、例えばPMR−15ベースのポリイミド、PTシアナートエステル、ビスマールイミド、またはフタロニトリル、アビミド(Avimid)N等のさらに進歩した樹脂であるが、類似の構造特性を有する他の高温材料も適切である。これらの材料は数秒間で、超音波ミサイル応用の典型的な温度である約華氏1000度(約538℃)を超える瞬間的な熱環境に耐えることができる。しかしながらこれらの高温に対する露出を受けた後には、これらの材料は軟化し、酸化し、最終的に構造としての作用がなくなり、粒状の粒子に分解する。   The composite frame of the airfoil 30 transmits drag, lift and hinge moment loads introduced by the exhaust jet to the control shaft 32, the control assembly 24 (FIG. 2), and the fuselage 12 (FIG. 1) of the missile 10. The frame is the primary load bearing structure of the airfoil and is formed of a high temperature composite such as a carbon reinforced high temperature organic resin, such as a PMR-15 based polyimide, PT cyanate ester, bismarimide, or Other advanced materials such as phthalonitrile, Avimid N, etc., but other similar high temperature materials are also suitable. In a few seconds, these materials can withstand an instantaneous thermal environment that exceeds about 1000 degrees Fahrenheit (about 538 ° C.), a typical temperature for ultrasonic missile applications. However, after being exposed to these high temperatures, these materials soften and oxidize, eventually disappearing as a structure and break down into granular particles.

耐火性の前縁挿入部40はフレーム38の前方エッジ42に取付けられ、ロケットモータ噴流の直接的な衝突から、特にロケットモータ推進力により発生する排気噴流中の固体粒子から複合フレームおよびTPS44を保護する。耐火性の前縁は空気力学的制御速度に到達するまで、ロケットモータの点火と推進流からの最初の熱的な衝撃と負荷に耐えるように設計されている。しかしながら、前縁はこの目的を達成するのに必要な時間を超えて不必要にエアフォイル30の寿命を長くするように耐久性があるようには設計されていない。   A refractory leading edge insert 40 is attached to the front edge 42 of the frame 38 to protect the composite frame and TPS 44 from direct impact of the rocket motor jet, especially from solid particles in the exhaust jet generated by the rocket motor propulsion. To do. The refractory leading edge is designed to withstand the initial thermal shock and load from the rocket motor ignition and propulsion flow until the aerodynamic control speed is reached. However, the leading edge is not designed to be durable so as to unnecessarily extend the life of the airfoil 30 beyond the time required to achieve this goal.

図7のAとBは前縁挿入部40の2つの可能な構造を示しており、即ち、図7のAのプラグ構造と、図7のBのシェル構造を示している。前縁の形状と厚さは予め定められた方法と時間期間でその作用を失うように慎重に選択されている。これらの図は単なる例示であり、全ての可能な構造を意味しているわけではない。   7A and 7B show two possible structures for the leading edge insert 40, namely the plug structure of FIG. 7A and the shell structure of FIG. 7B. The shape and thickness of the leading edge is carefully selected to lose its effect in a predetermined manner and time period. These figures are merely illustrative and do not imply all possible structures.

前縁は腐食防止材料から形成されている。前縁40がガラス−、カーボン−または水晶−フェノール材料から製造されるならば、前縁は排気噴流内で直ちに破局的な故障を受ける。したがって、前縁は硼化ハフニウムまたは硼化ジルコニウムセラミック、炭化ハフニウムまたは炭化タンタル或いは金属レニウム耐火被覆により、高温の酸化から保護されるカーボン−カーボン複合物で形成されている。これらの被覆は例えば蒸着、プラズマスプレーされるか溶融されたスラリープロセスにより行われ、典型的に約5千分の1インチの厚さよりも小さい(約0.127mmよりも小さい)厚さであり、複合ベース層を一時的に保護するのに十分である。   The leading edge is formed from a corrosion inhibiting material. If the leading edge 40 is made from a glass-, carbon-, or quartz-phenolic material, the leading edge is immediately catastrophic in the exhaust jet. Thus, the leading edge is formed of a carbon-carbon composite that is protected from high temperature oxidation by hafnium boride or zirconium boride ceramic, hafnium carbide or tantalum carbide or metal rhenium refractory coating. These coatings are performed, for example, by vapor deposition, plasma sprayed or melted slurry processes, and are typically less than about 1/5000 inch thick (less than about 0.127 mm), It is sufficient to temporarily protect the composite base layer.

前縁40のカーボン−カーボン複合ベース層は他のセラミックまたは酸化物ベースの保護被覆が酸素透過性または揮発性バリアとして移行層の上部に設けられることを可能にする移行または結合層として炭化ハフニウムおよび硼化ハフニウムのような粘着性の反応焼結材料で被覆されてもよい。反応焼結被覆は被覆、例えば硼化物パウダー粒子、ベース層の炭素間の反応により形成され、それによって不明瞭なインターフェースを有する表面および貫通層と、カーボン−カーボン基体に良好に接着する傾斜組成を形成し、保護被覆の結合を改良する。   The carbon-carbon composite base layer of the leading edge 40 has hafnium carbide as a transition or bonding layer that allows other ceramic or oxide-based protective coatings to be provided on top of the transition layer as an oxygen permeable or volatile barrier. It may be coated with a sticky reactive sintered material such as hafnium boride. Reactive sintered coatings are formed by reaction between coatings, such as boride powder particles, base layer carbon, thereby providing a graded composition that adheres well to the carbon-carbon substrate with surfaces and penetrating layers having obscure interfaces. Forming and improving the bonding of the protective coating.

代わりの前縁セラミック材料は炭化シリケートファイバまたは粒子で強化されているモノリシックな硼化ジルコニウムまたは硼化ハフニウムセラミックを含んでいる。これらのセラミックは通常、超高温セラミック(UHTC)として知られ、鋭利なノーズチップと前縁のような極超音速の航空宇宙ビークル用に開発されている。カーボン−カーボンおよびUHTC複合物は故障せずに、華氏約4千から約5千度(約2204℃から約2760℃)の温度を含む高温に耐えることができる。   Alternative leading edge ceramic materials include monolithic zirconium boride or hafnium boride ceramics reinforced with carbonized silicate fibers or particles. These ceramics are commonly known as ultra high temperature ceramics (UHTC) and have been developed for hypersonic aerospace vehicles such as sharp nose tips and leading edges. Carbon-carbon and UHTC composites can withstand high temperatures, including temperatures of about 4,000 to about 5,000 degrees Fahrenheit (about 2204 ° C. to about 2760 ° C.) without failure.

図5のA乃至Cを参照して、前述したように、熱保護システムまたはTPS44はフレーム38の表面に積層され、また前縁40を被覆することもできる。TPSは排気噴流による推進空中熱からアブレーション冷却および熱絶縁を行い、それによって複合フレームが一時的にその構造機能を実行することを可能にする。TPSの積層体は切断された水晶、カーボン、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂から製造され、それらの材料はロケットモータノズルコンポーネントおよび再突入ビークルの熱遮蔽として多年にわたってサービスするアブレーション絶縁体として特徴付けされる。   With reference to FIGS. 5A-5C, as described above, a thermal protection system or TPS 44 may be laminated to the surface of the frame 38 and may also cover the leading edge 40. TPS provides ablation cooling and thermal isolation from propulsion aerial heat from the exhaust jet, thereby allowing the composite frame to temporarily perform its structural functions. TPS laminates are made from phenolic resin reinforced with cut quartz, carbon, and silica fibers, which are characterized as ablation insulators that serve for years as thermal shields for rocket motor nozzle components and re-entry vehicles Attached.

TPS44は絶縁の均一性、アブレーション性能、直交異方性材料の能力をより大きくするために、複合フレーム38への直接的な圧縮モールドまたはテープラッピングの連続的なファイバ強化された積層により形成される。TPSは多数の穴をフレームへ穿孔し、穴をTPS材料で充填し、凝固するようにTPS材料を硬化することにより複合フレームへ機械的にインターロックされる。穴は圧縮モールド期間中に充填されるかTPS材料により穴を充填した後、フレームはTPSの硬化前にエアフォイルエッジを覆ってTPS積層でラッピングされる。これらの技術はエアフォイル30が、分解可能ではない金属材料から形成されている既存の制御翼形状を含む任意の所望の形状に正確に形成されることを可能にする。   TPS44 is formed by continuous fiber reinforced lamination of direct compression mold or tape wrapping to composite frame 38 to increase insulation uniformity, ablation performance, and ability of orthotropic materials . The TPS is mechanically interlocked to the composite frame by drilling a number of holes into the frame, filling the holes with TPS material, and curing the TPS material to solidify. After the holes are filled during the compression mold or filled with TPS material, the frame is wrapped with a TPS stack over the airfoil edge before the TPS is cured. These techniques allow the airfoil 30 to be accurately formed into any desired shape, including existing control wing shapes that are formed from non-degradable metallic materials.

TPS材料はフレーム38により与えられる構造上の支持なしに制御翼22として機能するための通常十分な構造的な強度および頑丈さをもたず、通常非常に迅速に腐食するので、制御翼が耐火性の前縁40なしに排気噴流内の粒子流に耐えることを可能にしない。しかしながら、本発明にしたがって製造されるエアフォルド30はここで説明した利点により優秀な制御翼を形成するためこれらの素子の組合わせを使用する。   TPS materials usually do not have sufficient structural strength and robustness to function as the control wing 22 without the structural support provided by the frame 38 and usually corrode very quickly so that the control wing is fireproof. It does not make it possible to withstand the particle flow in the exhaust jet without the positive leading edge 40. However, the airfold 30 manufactured in accordance with the present invention uses a combination of these elements to form an excellent control wing due to the advantages described herein.

本発明にしたがって形成された推力制御翼22は既知の確率的許容度の予め定められた時間エンベロープ内で機能するように設計された実質上反復可能で予測可能な故障メカニズムを有する。本発明にしたがって形成された制御翼22とエアフォイル30は適切に分解することによって、即ち予測可能な時間期間内で粒子および/または塵埃寸法の粒子へ分解することにより作用しなくなる。金属は一般に粒状の粒子に分解するのではなく粉砕し大きいピースへ分解する可能性が多いので、エアフォイル30は通常金属コンポーネントを含まない。   The thrust control wing 22 formed in accordance with the present invention has a substantially repeatable and predictable failure mechanism designed to function within a predetermined time envelope of known stochastic tolerance. The control wing 22 and airfoil 30 formed in accordance with the present invention will not work by properly breaking down, i.e., breaking down into particles and / or dust sized particles within a predictable time period. Airfoil 30 typically does not include metal components because metal is generally more likely to be crushed and broken down into larger pieces rather than broken down into granular particles.

推力翼制御システム20の制御翼22は目的とする軌跡に沿って飛行するミサイルの安定性が崩壊するのを最小にするように同時に分解するように設計されている。複合エアフォイル30の故障はエアフォイルのサブコンポーネントの組成を慎重に選択することによって制御されることができる。最も高温の有機物の合成物は華氏約600から約800度(約316℃から約427℃)のガラス転移温度(Tg)を有し、連続的な熱露出は材料の劣化を生じない。ガラス転移温度を超え、熱浸透時間後、全ての有機物合成物は揮発性物質を放出し、酸化し始める。TPS44の積層体は発射およびピッチオーバー中、典型的に数秒よりも少ない期間にガラス転移温度内まで複合フレーム38を絶縁し、その後大きなアブレーションはTPS積層とそのフレームを冷却する能力を劣化し、フレーム温度は上昇し始める。最終的に、TPS積層はアブレーションにより消耗されるか、またはフレーム材料がそれらのガラス転移温度を超えるときにフレーム材料の放出から離層する。いずれの方法でも、複合フレームが一度排気噴流に露出されると、実質上瞬間的な点火および/またはフレームの分解が生じる。耐火性の前縁40は複合フレームが分解するとき構造的な支持体の欠如からおよび前縁を形成するために使用される耐火性材料の本質的な脆弱さから同様に分解する。   The control wings 22 of the thrust wing control system 20 are designed to simultaneously disassemble to minimize the collapse of the missile flying along the intended trajectory. The failure of the composite airfoil 30 can be controlled by carefully selecting the composition of the airfoil subcomponents. The hottest organic composite has a glass transition temperature (Tg) of about 600 to about 800 degrees Fahrenheit (about 316 ° C. to about 427 ° C.), and continuous heat exposure does not cause material degradation. After the glass transition temperature is exceeded and the heat penetration time, all organic compounds release volatile materials and begin to oxidize. The stack of TPS 44 insulates the composite frame 38 to within the glass transition temperature during firing and pitch over, typically in less than a few seconds, after which large ablation degrades the TPS stack and its ability to cool the frame, The temperature begins to rise. Eventually, the TPS stack is consumed by ablation or delaminates from the release of the frame material when the frame material exceeds their glass transition temperature. In either method, once the composite frame is exposed to the exhaust jet, substantially instantaneous ignition and / or frame disassembly occurs. The refractory leading edge 40 similarly decomposes from the lack of structural support when the composite frame disassembles and from the inherent weakness of the refractory material used to form the leading edge.

特定の製造業者に応じて、フェノールTPSの後退レートは典型的に華氏約4千度(約2204℃)を超える温度を示し大量の固体粒子を含んでいる排気噴流環境で毎秒約数千分の1インチ(約254マイクロメートル)以上である。粒子流が大きい程、TPS44の腐食は高速になる。事実上、二重のグレイン推進設計を有するロケットモータは異なる粒子の割合の2つの噴流を押出すために特別に構成されている。第1のグレインは例えばミサイル発射中に表面のシップとそのセンサについての煙を減少し、空気力学的制御速度に到達するまで制御翼22の残存力を確実にするために低い粒子流を有する。第1のグレインが消耗された後すぐに開始する第2のグレインは特別なインパルスと付勢された飛行のための推力を増加するために高い粒子内容を有する。第2のグレインの強化された粒子流と高い停滞温度(華氏約5百度(約260℃)よりもデルタT大きい)はTPS44の腐食とフレーム38の分解プロセスを非常に増加し、全ての制御翼を同時に破壊する可能性を高くする。しかしながら、全ての推力ベクトル制御複合フレームを過負荷するように設計されている自動操縦装置の開始されたロール操作は、TPSが減耗に近付いていることを想定すると、確実にされた巡航飛行トリムと制御のためのピッチオーバー後、ジェット翼の同時の破壊を容易にできる。   Depending on the specific manufacturer, the phenol TPS retraction rate typically exhibits temperatures in excess of about 4,000 degrees Fahrenheit (about 2204 ° C.), and in an exhaust jet environment containing a large amount of solid particles, about several thousand minutes per second. 1 inch (about 254 micrometers) or more. The larger the particle flow, the faster the corrosion of TPS44. In effect, rocket motors with a double grain propulsion design are specially configured to extrude two jets of different particle proportions. The first grain, for example, has a low particle flow to reduce the smoke on the surface ship and its sensor during missile launch and to ensure the residual force of the control wing 22 until aerodynamic control speed is reached. The second grain, starting immediately after the first grain is depleted, has a high particle content to increase the thrust for a special impulse and energized flight. The enhanced grain flow of the second grain and high stagnation temperature (delta T greater than about 5 hundred degrees Fahrenheit (about 260 ° C)) greatly increased the corrosion process of TPS44 and the decomposition process of the frame 38, and all control blades Increases the chance of destroying However, the initiated roll operation of the autopilot designed to overload all the thrust vector control composite frames, with a secured cruise flight trim, assuming that the TPS is approaching wear After the pitch over for control, simultaneous destruction of the jet wings can be facilitated.

2次の故障メカニズムは華氏約6千度(約3316℃)を超える停滞温度でロケットモータ環境中の被覆されたカーボン−カーボン合成物コンポーネントを使用することについての過去に認知された欠点を利用するように制御翼22に設計されることができる。カーボン−カーボン合成物はロケットモータの点火後約10秒から約15秒、揮発性物質を放出し、耐火性被覆を砕くことで知られている。ガス放出によって、急速に推進により誘起されたカーボン−カーボンの酸化と粒子の腐食から破局的な破壊が迅速に生じる。一度、耐火性の前縁40が粉砕されると、複合フレーム38と熱保護システム44は推進剤の衝突に露出され、迅速な腐食と粉砕が生じる。   The secondary failure mechanism takes advantage of previously recognized shortcomings of using coated carbon-carbon composite components in rocket motor environments at stagnation temperatures in excess of about 6000 degrees Fahrenheit (about 3316 degrees Celsius). The control wing 22 can be designed as follows. Carbon-carbon composites are known to release volatile materials and break refractory coatings for about 10 to about 15 seconds after ignition of the rocket motor. Outgassing quickly causes catastrophic failure from rapidly propelled carbon-carbon oxidation and particle corrosion. Once the refractory leading edge 40 is crushed, the composite frame 38 and thermal protection system 44 are exposed to propellant impingement, resulting in rapid corrosion and crushing.

別の2次の破壊機構は耐火材料の高い熱伝導性によりトリガーされる。カーボン−カーボンとUHTC材料は低い熱膨脹係数と高い熱伝導特性により多量の熱的なショックに耐えることができる。一度推進剤衝突が開始されると、耐火前縁材料は噴流環境から熱エネルギを“浸透”し、その熱を複合フレーム38へ伝導する。フレーム温度がガラス転移温度を超えたとき、前縁40の構造支持体のガス放出、酸化、損失により、カーボン−カーボンまたはUHTC亀裂と材料の破壊が迅速に生じる。一度、前縁が破壊すると、複合フレームは直接的な推進剤流に露出され、フレームは迅速に分解する。   Another secondary failure mechanism is triggered by the high thermal conductivity of the refractory material. Carbon-carbon and UHTC materials can withstand large amounts of thermal shock due to their low coefficient of thermal expansion and high thermal conductivity. Once the propellant impact is initiated, the refractory leading edge material “penetrates” thermal energy from the jet environment and conducts that heat to the composite frame 38. When the flame temperature exceeds the glass transition temperature, outgassing, oxidation, and loss of the structural support at the leading edge 40 cause rapid carbon-carbon or UHTC cracking and material failure. Once the leading edge breaks, the composite frame is exposed to direct propellant flow and the frame disintegrates quickly.

2次前縁の破砕と分解の直前にTPS44の消耗が生じるようにタイミングを調節すると、2つの機構はロケット噴流環境と最終的な蒸発へ複合フレーム38を露出する。これらの破壊機構は新しい熱力学の有限素子のモデル化と後退レート解析と、任意の推力翼制御システム20を設計するときに現在行われている材料試験技術により所望の時間エンベロープ内で生じるように設計されている。   When the timing is adjusted so that TPS 44 wears out just prior to crushing and disassembly of the secondary leading edge, the two mechanisms expose the composite frame 38 to the rocket jet environment and final evaporation. These fracture mechanisms are generated within the desired time envelope by new thermodynamic finite element modeling and retraction rate analysis and current material testing techniques when designing any thrust blade control system 20. Designed.

発射中にミサイル10(図1)を操縦する方法は、ミサイルの機尾部分16に推力ベクトル制御翼22を位置させることを含んでおり、それによって翼はロケット排気噴流の通路18へ突出する。翼は発射中の翼の制御可能な動作を可能にするために操縦制御システム20へ接続され、それによって空気力学的制御速度に到達するまでミサイルを操作する。動作において、ミサイルは発射のための実質上垂直なカニスタに負荷される。脅威が認識されロケットエンジンがミサイルの発射のために点火されるとき、ミサイルは完全なロール、ピッチ、ヨーの操作のためにロケット排気噴流内の制御翼22の方向を制御可能に変化することによって発射のときに直ちに操作可能である。数秒後、ミサイル10はピッチオーバーし、空気力学性制御速度を達成し、推力ベクトル制御翼は排気噴流で分解し、それによってミサイルの重量を減少して推力制御およびトリムを改良する。その後、ミサイルは通常の方法でそのターゲットを探索して破壊する。   The method of maneuvering the missile 10 (FIG. 1) during launch includes locating the thrust vector control wing 22 at the aft portion 16 of the missile so that the wing projects into the passage 18 of the rocket exhaust jet. The wing is connected to the steering control system 20 to allow controllable movement of the firing wing, thereby maneuvering the missile until aerodynamic control speed is reached. In operation, the missile is loaded onto a substantially vertical canister for launch. When a threat is recognized and the rocket engine is ignited for missile launch, the missile will controllably change the direction of the control wing 22 in the rocket exhaust jet for full roll, pitch, and yaw operation. It can be operated immediately upon launch. After a few seconds, the missile 10 pitches over and achieves aerodynamic control speed, and the thrust vector control wing breaks down with the exhaust jet, thereby reducing missile weight and improving thrust control and trim. The missile then searches for and destroys the target in the usual way.

要約すると、分解可能な推力ベクトル制御ジェット翼22は1次負荷搭載構造を形成する高温の複合材料フレーム38を使用する。アブレーション有機物合成熱保護システム(TPS)44は推進空中加熱からの一時的な熱隔離のために複合フレームへ積層される。複合フレームの前方エッジ42に結合する前縁挿入部40はTPSとフレーム上の腐食ロケットモータノズル環境における直接の粒子の衝突から一時的な保護を行う。前縁の腐食後、通常はTPSが、設けられたTPS積層の厚さに部分的に基づいた時間的な予め定められた方法で消耗された後、複合制御翼は排気噴流中で粒状粒子中に分解する。   In summary, the decomposable thrust vector control jet wing 22 uses a high temperature composite frame 38 that forms a primary load carrying structure. An ablation organic synthesis thermal protection system (TPS) 44 is laminated to the composite frame for temporary thermal isolation from propulsion air heating. A leading edge insert 40 that joins the front edge 42 of the composite frame provides temporary protection from direct particle impact in the TPS and the corroding rocket motor nozzle environment on the frame. After erosion of the leading edge, the composite control wing is typically placed in the granular particles in the exhaust jet after the TPS has been consumed in a predetermined manner in time based in part on the thickness of the provided TPS stack. Disassembled into

本発明を図示の実施形態に関して示し説明したが、等価の変更および変形が明細書と添付図面を読んで理解したときに当業者により行われる。特に前述の完全体(コンポーネント、アセンブリ、装置、合成物等)により実行される種々の機能に関しては、本発明のここで示した実施形態で機能を行う開示された構造に対して構造上等しくなくても、このような完全体の説明に使用される(“手段”の参照を含む)用語は特別な機能(即ち機能的に同等)を行う任意の完全体に対応し、そうでなければ他の方法で示される。さらに、本発明の特別な特徴を幾つかの示した実施形態のうちの1つだけに関して前述したが、このような特徴は任意の所定のまたは特別な応用で所望および有効であるとき、他の実施形態の1以上の他の特徴と組み合わせられてもよい。   Although the present invention has been shown and described with respect to the illustrated embodiments, equivalent changes and modifications can be made by one skilled in the art upon reading and understanding the specification and the accompanying drawings. In particular, with respect to the various functions performed by the aforementioned complete bodies (components, assemblies, devices, composites, etc.), they are not structurally equivalent to the disclosed structures performing functions in the presently illustrated embodiments of the present invention. However, the terms used to describe such completes (including references to “means”) correspond to any completes that perform a specific function (ie functionally equivalent), otherwise It is shown in the method. Further, while the special features of the present invention have been described above with respect to only one of several illustrated embodiments, such features may be useful when desired and effective in any given or special application. It may be combined with one or more other features of the embodiments.

機尾部分に取付けられたジェット翼制御システムを有するミサイルの正面図。1 is a front view of a missile having a jet wing control system attached to the aft section. FIG. ジェット翼制御システムの一部を部分的に切開いて部分的に概略的に示した斜視図。FIG. 3 is a perspective view schematically showing a part of a jet blade control system partially cut away. 図2で示されている制御システムからの制御翼およびブラスト遮蔽体の拡大斜視図。FIG. 3 is an enlarged perspective view of the control wing and blast shield from the control system shown in FIG. 2. 制御シャフトを翼(エアフォイル)へ取付ける方法を示している制御翼の概略分解図。The schematic exploded view of the control wing which shows the method of attaching a control shaft to a wing (airfoil). 本発明にしたがった制御翼の側面図と、その制御翼の平面図と、その平面図のライン5C−5Cに沿って見たときの断面図。The side view of the control wing | blade according to this invention, the top view of the control wing | blade, and sectional drawing when it sees along the line 5C-5C of the top view. 翼(エアフォイル)の熱保護システム部分のない本発明にしたがった制御翼のエアフォイル部分の側面図と、その側面図のライン6B−6Bに沿って見たときの断面図と、その側面図のライン6C−6Cに沿って見たときの断面図。Side view of the airfoil portion of the control wing in accordance with the present invention without the wing (airfoil) thermal protection system portion, cross-sectional view when viewed along line 6B-6B of the side view, and side view thereof Sectional drawing when it sees along line 6C-6C. 翼(エアフォイル)の前縁部分の1実施形態を示している本発明にしたがって制御翼の拡大された部分断面図と、前縁部分の代わりの実施形態を示している制御翼の拡大された部分断面図。An enlarged partial cross-sectional view of a control wing according to the present invention showing one embodiment of the leading edge portion of the wing (airfoil) and an enlarged view of the control wing showing an alternative embodiment of the leading edge portion FIG.

Claims (9)

ロケットモータからの排気噴流の通路中に位置されるようにロケットのノズル中に取付けられている分解可能な推力ベクトル制御翼( 22/30 )において、
複合材料で構成され、ノズル中に突出している可動に構成されたフレーム(38)と、
前記フレーム 38 の少なくとも1部分上に設けられた熱保護層(44)と
前記フレーム( 38 )の前方エッジ( 42 )に設けられ、排気噴流中に含まれる固体粒子に対して前記フレーム( 38 )を保護する腐食防止材料で構成されている前縁挿入部( 40 )とを具備し
前記前縁挿入部( 40 )の腐食防止材料と前記熱保護層( 44 )の材料とは予め定められた長さの時間だけ排気噴流中の状態に耐えるよう選択されており、
前記フレーム( 38 )は前記予め定められた長さの時間の経過後は排気噴流中で粒状の粒子に分解されるように構成されている分解可能な推力ベクトル制御翼(22/30 )。
In the decomposable thrust vector control wing ( 22/30 ) mounted in the rocket nozzle to be located in the exhaust jet passage from the rocket motor ,
A movably configured frame (38) made of composite material and protruding into the nozzle ;
Thermally protective layer provided on at least on part of said frame (38) and (44),
Provided on the front edge (42) of said frame (38), said frame (38) before being configured with a corrosion inhibiting material to protect the edge insertion portion with respect to the solid particles contained in the exhaust gas jet (40) equipped with,
The corrosion prevention material of the leading edge insert ( 40 ) and the material of the thermal protection layer ( 44 ) are selected to withstand the conditions in the exhaust jet for a predetermined length of time,
The frame ( 38 ) is a decomposable thrust vector control blade (22/30) configured to be decomposed into granular particles in the exhaust jet after the elapse of the predetermined length of time .
前記腐食防止材料はカーボン−カーボン構造と、セラミック、カーバイド、および金属材料を含むグループから選択された構造上の表面被覆とを含んでいる請求項記載の分解可能な制御翼。 The corrosion preventing material carbon - carbon structure and ceramic, carbide, and degradable control vane according to claim 1, wherein and a surface coating on the selected structure from the group comprising a metallic material. フレーム(38)はグラファイトで補強された有機物樹脂を含んでいる請求項1または2記載の分解可能な制御翼。 3. The decomposable control blade according to claim 1, wherein the frame (38) contains an organic resin reinforced with graphite. グラファイトで補強された有機物樹脂は、PMR−15ベースのポリイミド、PTシアナートエステル、ビスマールイミド、フタロニトリル、アビミドNを含むグループから選択された1以上の樹脂を含んでいる炭素で補強された高温の有機物樹脂である請求項記載の分解可能な制御翼。The organic resin reinforced with graphite was reinforced with carbon containing one or more resins selected from the group comprising PMR-15 based polyimide, PT cyanate ester, bismarimide, phthalonitrile, abimide N. The decomposable control blade according to claim 3, which is a high-temperature organic resin. 熱保護層(44)はアブレーション絶縁体を含んでいる請求項1乃至のいずれか1項記載の分解可能な制御翼。Thermally protective layer (44) is degradable control vane according to any one of claims 1 to 4 includes an ablation insulator. 熱保護層(44)は切り刻まれた水晶、炭素、シリカのファイバで補強されたフェノール樹脂を含むグループから選択された1以上の材料を含んでいる請求項記載の分解可能な制御翼。6. The degradable control wing of claim 5 , wherein the thermal protection layer (44) comprises one or more materials selected from the group comprising phenolic resin reinforced with chopped quartz, carbon, and silica fibers. 排気噴流を発生するミサイル 10 を推進するモータを有しているミサイル(10)用の推力ベクトル制御システム(20)において、
請求項1乃至のいずれか1項記載の制御翼(22/30)と、この制御翼の方向を制御するための制御アセンブリ(24)とを含んでおり、制御システム(20)は制御翼 22/30)が排気噴流の通路(18)内にあるようにミサイルに取付けられるように構成されている推力ベクトル制御システム(20)。
In a thrust vector control system (20) for a missile (10) having a motor for propelling the missile ( 10 ) that generates an exhaust jet,
And control vanes of any one of claims 1 to 6 (22/30), a control assembly for controlling the direction of the control vanes includes a (2 4) and the control system (20) is controlled A thrust vector control system (20) configured to be attached to the missile such that the wings ( 22/30) are in the passage (18) of the exhaust jet.
排気噴流を発生するミサイルを推進するためのモータと、排気噴流の通路(18)内に取付けられた請求項1乃至のいずれか1項記載の制御翼(22/30 )とを具備しているミサイル(10)。A motor for propelling a missile that generates an exhaust jet, and a control blade (22/30) according to any one of claims 1 to 6 mounted in an exhaust jet passage (18). Missile (10). 発射期間中ミサイル(10)を操縦する方法において、
請求項1乃至6のいずれか1項記載の分解可能な可動の制御翼(22/30)をミサイルの排気噴流の通路(18)に配置し、ミサイルを発射し、ミサイルを操縦するために前記制御(22/30) を制御して動かし、ミサイルの発射によって排気噴流を出し、予め定められた長さの時間内に排気噴流内において前記制御(22/30) を分解させるステップを含んでいる方法。
In the method of maneuvering the missile (10) during the launch period ,
Degradable movable control vane of any one of claims 1 to 6 (22/30) disposed in the path of the exhaust jet of the missile (18), and launch missiles, said to steer the missile moving by controlling the control vanes (22/30), out injection exhaust jet by the firing of the missile, Ru to decompose the said control vanes (22/30) in the exhaust jet within a predetermined length of time steps Including methods.
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